XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eiffel 385 (S.T. Ae) 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1038 0.06701 0.04290 -0.0138 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1049 0.06609 0.04178 -0.0142 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0954 0.06555 0.04084 -0.0166 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0769 0.06545 0.04017 -0.0202 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0534 0.06576 0.03976 -0.0242 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0285 0.06636 0.03964 -0.0279 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0042 0.06715 0.03972 -0.0310 1.0000 1.0000 -1.250 0.0189 0.06807 0.03996 -0.0334 1.0000 1.0000 -1.000 0.0406 0.06908 0.04035 -0.0353 1.0000 1.0000 -0.750 0.0611 0.07017 0.04088 -0.0368 1.0000 1.0000 -0.500 0.0806 0.07132 0.04152 -0.0381 1.0000 1.0000 -0.250 0.0992 0.07252 0.04226 -0.0391 1.0000 1.0000 0.000 0.1171 0.07379 0.04311 -0.0400 1.0000 1.0000 0.250 0.1344 0.07510 0.04406 -0.0408 1.0000 1.0000 0.500 0.1511 0.07648 0.04510 -0.0415 1.0000 1.0000 0.750 0.1674 0.07790 0.04623 -0.0421 1.0000 1.0000 1.000 0.1832 0.07939 0.04744 -0.0427 1.0000 1.0000 1.250 0.1987 0.08092 0.04874 -0.0433 1.0000 1.0000 1.500 0.2139 0.08251 0.05012 -0.0439 1.0000 1.0000 1.750 0.2287 0.08415 0.05158 -0.0444 1.0000 1.0000 2.000 0.2432 0.08585 0.05311 -0.0449 1.0000 1.0000 2.250 0.2574 0.08759 0.05472 -0.0455 1.0000 1.0000 2.500 0.2714 0.08939 0.05639 -0.0460 1.0000 1.0000 2.750 0.2851 0.09124 0.05814 -0.0466 1.0000 1.0000 3.000 0.2986 0.09314 0.05997 -0.0472 1.0000 1.0000 3.250 0.3119 0.09508 0.06184 -0.0478 1.0000 1.0000 3.500 0.3250 0.09707 0.06378 -0.0484 1.0000 1.0000 3.750 0.3379 0.09910 0.06578 -0.0490 1.0000 1.0000 4.000 0.3507 0.10119 0.06784 -0.0497 1.0000 1.0000 4.250 0.3632 0.10331 0.06998 -0.0503 1.0000 1.0000 4.500 0.3756 0.10547 0.07215 -0.0510 1.0000 1.0000 4.750 0.3878 0.10768 0.07438 -0.0517 1.0000 1.0000 5.000 0.4000 0.10992 0.07665 -0.0525 1.0000 1.0000